JP4011296B2

JP4011296B2 - gas turbine

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Publication number: JP4011296B2
Application number: JP2001037632A
Authority: JP
Inventors: 学松本; 眞一樋口; 実行上野; 剛高野
Original assignee: Hitachi Ltd
Current assignee: Hitachi Ltd
Priority date: 2001-02-14
Filing date: 2001-02-14
Publication date: 2007-11-21
Anticipated expiration: 2021-02-14
Also published as: JP2002242612A

Description

【０００１】
【産業上の利用分野】
本発明は、ケーシングと動翼の外周部との間に配置されるシュラウドを備えるガスタービンに係わり、特に前記シュラウドが周方向に複数のシュラウドセグメントに分割されたものであるガスタービンに関する。
【０００２】
【従来の技術】
ガスタービンは、タービン部の内部においてタービンロータの外周とケーシングの内周との間に静翼と動翼を軸方向に交互に配置して形成された燃焼ガス流通路（以下、ガスパスという）に燃焼器で生成された高温の燃焼ガスを流し、動翼を介してその熱エネルギーをタービンロータの回転力に変化させることで動力を発生する。なお本明細書ではガスパスの上流側を前方側、下流側を後方側とする。
【０００３】
このようなタービン部の本体静止側には、各段の動翼の外周部とわずかな間隙を隔ててシュラウドが配置されている。このシュラウドは軸方向に並ぶ２つのシュラウドの前後の側面の間で静翼を支持する役目も兼ねており、静翼はシュラウドと交互に配置されている。
【０００４】
各段のシュラウドは、その外周のケーシングとの周方向の熱伸び差を吸収させるために、周方向に複数のシュラウドセグメントに分割されている。またこれらシュラウドセグメントは、各段の動翼の外周部と径方向にわずかな間隙を隔てた位置に設置されることで、燃焼ガスが動翼の外周部を迂回して後段側に流出するのをできるだけ少なくし、ガスタービンの出力の低下を防いでいる。
【０００５】
各段の静翼は、同軸心的に配置したチップエンドウォール（外輪）とハブエンドウォール（内輪）の間にベーン（静翼本体）を放射状に並設してリング状に結合したものである。
【０００６】
シュラウドセグメントは、一般的に例えば特開平１１−１１７７０２号公報の図１に示すように、フック係合によりケーシングの内側に支持されている。つまりケーシングの内周壁にはケーシングフックが設けられ、各シュラウドセグメントの外周部にはシュラウドフックが形成され、シュラウドフックをケーシングフックに係止することによってシュラウドセグメントをケーシングに支持している。
【０００７】
また、運転時においてシュラウドセグメントの内周壁は高温の燃焼ガスに曝されるため、一般的に、シュラウドセグメントの内周壁の内部に冷却空気を流して冷却するシュラウド冷却構造が設けられている。このシュラウドセグメントの冷却構造は、シュラウドセグメントの前方側面に設けた通気孔を介して各シュラウドセグメントの内側に冷却空気を導き、さらにシュラウドセグメントの内側からシュラウドセグメントの内周壁の内部に設けた通路を経由してガスパスへと流出させることによりシュラウドセグメント内周壁を冷却する構造となっている。通常の場合、冷却空気には圧縮機により燃焼用に生成された圧縮空気の一部が使用されている。
【０００８】
また、上記従来技術と同様にシュラウドを周方向に複数のセグメントに分割した他の従来技術として、特開昭６３−１５４８０５号公報に記載のものがある。これは始動時から停止時までの間にセグメントと動翼の間の間隙を適切な範囲に維持できるよう、各セグメントの両端をケーシングの内周壁にリンク結合した構成のものである。
【０００９】
【発明が解決しようとする課題】
ガスタービンでは燃焼ガスの温度が高いほど熱効率が高くなる特徴があることから、タービン部の各部の冷却強化と耐熱材料の開発によって燃焼ガスの高温化が精力的に推進されている。
【００１０】
燃焼ガスの高温化に伴って、必然的にシュラウド内周壁に作用する熱負荷も増大する。例えば燃焼ガス温度が１５００℃の場合、第１段シュラウドの内周壁は約１３００℃、第２段シュラウドは約１１００℃の燃焼ガスに曝され、それぞれ冷却を強化しても強度部材として許容し得る８５０℃近くの温度に上昇する。一方、ケーシングの許容温度は４５０℃〜５００℃であるため、ケーシングに接触しているシュラウドの外周側はケーシング温度に近い温度となる。このためシュラウドセグメントの内周側と外周側に３００℃〜４００℃の温度差が生じ、それによりシュラウドセグメントには反り変形が生じ曲率半径が大きくなる。その結果、各シュラウドセグメントとその内外周の動翼及びケーシングの間の径方向の隙間が周方向に不均一になる。
【００１１】
つまり、各シュラウドセグメントの内周側では、動翼の外周部との間隙が、各シュラウドセグメントの両端側において局所的に増大する。このようにセグメント両端側で間隙が増大すると、動翼を迂回して後段側に流出する燃焼ガスが増加するため、ガスタービンの出力が低下する問題が生じる。
【００１２】
また、各シュラウドセグメントの外周側では、シュラウドセグメントのフックが挿入されるケーシングフックの外周壁とケーシングの内周壁との間のフック溝は、シュラウドセグメントの反り変形を考慮して広めの溝幅に形成しておく必要がある。そのためシュラウドセグメントに反り変形が生じると、シュラウドセグメントの後部側で、シュラウドセグメントのフック内周壁とケーシングフック外周壁との間の周方向両端側に半三日月形状の隙間が形成され、シュラウドセグメントのフック外周壁とケーシングフック溝の外周壁（ケーシング内周壁）との間に三日月形状の隙間が形成され、シュラウドセグメント内側に流入した冷却空気が、上記２つの隙間を経由して流入圧力の低い後段側にリークし、各段のシュラウドの冷却効率が低下する問題が生じる。
【００１３】
特開昭６３−１５４８０５号公報に記載の従来技術は、ケーシングに対して各セグメントをピン結合によって径方向に移動可能にリンク結合しており、構造が複雑となり組立が難しく製造コストが増大するという問題がある。
【００１５】
本発明の目的は、簡単な構造でシュラウドセグメントの傾斜によるシュラウドセグメント内周壁面側における隙間の増大を防ぎシュラウド内の冷却効率の低下を低減できるガスタービンを提供することにある。
【００２５】
【課題を解決するための手段】
本発明は、上記の目的を達成するために、タービンの動翼外周部とケーシングとの間に、周方向に複数のシュラウドセグメントに分割されたシュラウドを配置し、各シュラウドセグメントの外周側に円弧状のフックを形成し、このフックを前記ケーシングの内側に形成された環状のケーシングフックに係止することで前記シュラウドを前記ケーシングに支持するガスタービンにおいて、定常運転中に
前記動翼の外周部と前記シュラウドセグメントの内周壁とが接触せず、前記動翼の外周部と前記シュラウドセグメントの内周壁との間隙が軸方向後方側に向かって増大するのを抑えるように、前記シュラウドセグメントの内周壁を軸方向に傾斜させたことを特徴とする。
【００２６】
このようにシュラウドセグメントの内周壁を軸方向に傾斜させることにより、シュラウドセグメントの内周側が後方へ傾いた場合のシュラウドセグメントの内周壁と動翼の外周部との間の間隙が軸方向に均一となり、流れ抵抗が増大するとともに後方側における動翼先端からの漏れ量が減少してこれによってもガスタービンの出力低下を更に低減することができる。
【００２７】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の実施の形態を図面を用いて説明する。
【００２８】
図１は、本発明の実施の形態に係わるガスタービンの要部の上側半分の軸方向断面図である。
【００２９】
図１において、本実施の形態に係わるガスタービンは、略円筒形状のケーシング１と、このケーシング１の軸心に位置する略円柱形状のタービンロータ２と、タービンロータ２の外周で軸方向に４段に設置された動翼３，４，５，６と、各段の動翼の外周部と径方向にわずかな間隙７を隔てた位置でケーシング１に支持されたシュラウド８，９，１０，１１と、燃焼ガスの流通方向Ａで見て各段の動翼の上流側（以下、前方側という。また下流側を後方側という）で動翼に対し交互に配置された静翼１２，１３，１４，１５とを備えている。
【００３０】
タービンロータ２はタービンディスク１６，１７，１８，１９とスペーサ２０，２１，２２を軸方向に重ねて結合した回転体であり、その前方側部には中間軸２３が接続し、後方側部には後部軸２４が接続されている。
【００３１】
動翼３，４，５，６は、それぞれ、取り付け基部であるシャンク３ｉ，４ｉ，５ｉ，６ｉと動翼本体であるブレード３ｃ，４ｃ，５ｃ，６ｃとで構成され、シャンク３ｉ，４ｉ，５ｉ，６ｉはそれぞれタービンディスク１６，１７，１８，１９の外周上に設置されている。
【００３２】
シュラウド８，９，１０，１１は、それぞれ、周方向に複数のセグメント（以下、適宜シュラウドセグメントという）２５に分割されており、各シュラウドセグメント２５はケーシング１の内周に設けたケーシングフック２６，２７，２８，２９に支持されている。
【００３３】
静翼１２，１３，１４，１５は、それぞれ、同軸心的に配置したチップエンドウォール１２ｕ，１３ｕ，１４ｕ，１５ｕと、ハブエンドウォール１２ｉ，１３ｉ，１４ｉ，１５ｉと、それらの間を放射状に並設された静翼本体であるベーン１２ｃ，１３ｃ，１４ｃ，１５ｃとで構成され、最も前方の静翼１２は後方に位置するシュラウド８と周辺の静止部材に支持され、その他の静翼１３，１４，１５はそれらのチップエンドウォール１３ｕ，１４ｕ，１５ｕで前後の２つのシュラウドリングにより支持されている。
【００３４】
タービンロータ２の上流側には燃焼器３１が位置しており、動翼３，４，５，６と静翼１２，１３，１４，１５を交互に配置して形成されたガスパス３０に燃焼器３１で生成された高温の燃焼ガスを流し、燃焼ガスの熱エネルギーをタービンロータ２の回転力に変換させることで動力を発生する。各シュラウドセグメント２５の内周壁はガスパス３０の一部を形成している。
【００３５】
図２は本実施の形態に係わるガスタービンにおいて、前方から２段目の動翼４及びシュラウド９の周辺を拡大した軸方向断面図であり、図３は図２中のＸ−Ｘ断面を前方から見た側面図である。図中、実線はガスタービン運転前の常温下における形状を示し、二点鎖線は定常運転中の温度下における熱反り変形後の形状を示している。
【００３６】
図２において、ケーシング１の内周壁に環状のケーシングフック３２，３３が設けられ、ケーシングフック３２，３３に隣接して環状のフック溝３４，３５が形成されている。また、軸方向に対向する２つのケーシングフックの間においてケーシング１の壁面には通気孔３６が設けられている。
【００３７】
シュラウドセグメント２５はそれぞれ略Ｕ字型の断面形状であって、その外周側にはケーシング１のフック溝３４，３５に係合する円弧状のシュラウドフック５１，５２が形成され、シュラウドセグメント２５の内側にはシュラウドフック５１，５２に隣接してケーシングフック３２，３３が係合する円弧状のフック溝４３，４４が形成されている。また、シュラウドセグメント２５の外側の内周側には静翼を係止するための円弧状のフック溝４７，４８が形成されている。
【００３８】
シュラウドセグメント２５は、シュラウドフック５１，５２をケーシング１のフック溝３４，３５に係合し、ケーシングフック３２，３３をシュラウドセグメント内側のフック溝４３，４４に係合することにより、ケーシング１の内周に支持されている。
【００３９】
各シュラウドセグメント２５の前方壁部には通気孔５３が周方向に複数設けられ、シュラウドセグメント２５の内周側の壁部の内部にはタービン軸方向と平行な冷却通路５４が周方向に複数設けられ、各冷却通路５４の前端はシュラウドセグメント２５の内周側の壁部の外面である内周壁５０に開口し、各冷却通路５４の後方部分はシュラウドセグメント２５の内部に開口している。内周壁５０は高温の燃焼ガスに曝されるため、通気孔５３からシュラウドセグメントの内部を経て冷却通路５４に冷却空気６０を流すことで冷却されている。冷却空気６０には、通常、中間軸２３を介してタービンロータ２の前方側に接続する図示しない圧縮機を駆動して燃焼用に生成された圧縮空気の一部を使用する。
【００４０】
静翼１３，１４はチップエンドウォール１３ｕ，１４ｕの前後両端面にウォールフック５５，５６を形成しており、このチップエンドウォール１３ｕ，１４ｕが軸方向に並設する２つのシュラウドセグメントに挟まれつつ両端面のウォールフック５５，５６をそれぞれシュラウドセグメント外側のフック溝４８，４７に係合することで、静翼１３，１４はそれぞれ前後２つのシュラウドセグメントに支持されている。
【００４１】
図３において、シュラウドセグメント２５は隣接するシュラウドセグメント２５間に隙間をあけて周方向に隣接して配置されている。各シュラウドセグメント２５の内周壁５０と外周壁４９は、それぞれで曲率中心がケーシング１の軸心（タービンの軸心）Ｏと一致した場合の曲率半径よりも小さい曲率半径Ｒｉ，Ｒｏを持つように形成され、かつ本実施の形態においてはそれらの曲率中心は一致しており、その一致した曲率中心Ｐはケーシング１の軸心Ｏからシュラウドセグメント２５寄りに偏心量ｅだけ偏心した位置にある。
【００４２】
シュラウドセグメント２５のシュラウドフック５２の内周壁５２ｉは、ケーシングフック３３の外周壁３３ｕと同じ曲率半径Ｒｃを有し、かつその曲率中心がケーシング１の軸心Ｏと一致するよう（すなわちケーシング１と同軸心的な形状に）形成されている。
【００４３】
曲率半径Ｒｉ，Ｒｏ及び偏心量ｅは、回転側のタービンロータ２及び動翼４の径方向の熱伸びと遠心伸び、また本体静止側のケーシング１及びシュラウドセグメント２５の熱伸びを考慮して設定する必要がある。そのうちＲｉについては、定常運転中の温度下のシュラウドセグメント２５の熱反り変形時に、シュラウドセグメント２５の内周壁５０が動翼４の外周部よりわずかに曲率半径の大きい形状となるよう設定されており、またＲｏについては、定常運転中の温度下のシュラウドセグメント２５の熱反り変形時に、シュラウドセグメント２５の外周壁４９とケーシング１の内周壁１ｉが一致するように設定されている。
【００４４】
次に以上のように構成した本実施の形態の作用を説明する。
【００４５】
図２において、ガスタービンの運転時には、シュラウド９の各シュラウドセグメント２５が燃焼ガスにより加熱されて周方向に熱伸びし、隣接する２つのシュラウドセグメント２５の端部同士が近接する。またケーシング１の各通気孔３６を介して静翼１３のチップエンドウォール１３ｕの外周側に冷却空気６０が流入され、各シュラウドセグメント２５の前方側面の通気孔５３を介して内側に冷却空気６０を導き、さらに冷却通路５４に通過させて内周壁５０を冷却した後、冷却後の冷却空気６０がガスパス３０に排出される。
【００４６】
シュラウド９の内周壁５０が高温の燃焼ガスに曝される一方で、外周側ではケーシング１に接触して支持されていることから熱が拡散し、その結果各シュラウドセグメント２５の内周側と外周側との間には大きな温度差が生じる。その結果シュラウドセグメント２５は全体的に曲率半径を大きくするような反り変形が生じる。（図３中の二点鎖線参照）
ここで、これらの寸法の具体的な値としては、例えば、運転前の状態でシュラウドセグメント内側のフック溝の内周壁の曲率半径が６１０ｍｍのものであって、シュラウドを分割するシュラウドセグメントの数を２０とし、燃焼ガスの温度を１５００℃とした場合には、上記の熱反り変形によって上記曲率半径は６５０ｍｍに変化し、また各シュラウドセグメントの両端部における反り量は０．４ｍｍとなる。（この反り量はシュラウドセグメントの周方向長さによって変化する）
このとき、もし図４に示す従来技術のようにシュラウドセグメント２２５の外周壁２４９と内周壁２５０が、常温下において曲率中心がケーシング１の軸心Ｏと一致する場合の曲率半径で形成されている場合は、二点鎖線で示す熱反り変形後のシュラウドセグメント２２５ｔとその周囲部材の間における径方向の隙間が、周方向に対して不均一な関係となってしまう。特に、シュラウドセグメント２２５の内周壁２５０が運転前の形状２５０から熱反り変形後の形状２５０ｔ（二点鎖線）に変化したことで、各シュラウドセグメント２２５ｔの周方向両端部においてシュラウドセグメント２２５ｔの内周壁２５０ｔと動翼４の外周部との間の間隙７が局所的に増大してしまう。間隙７が増大すると、そこから燃焼ガスが動翼４を迂回して後段側に流出するため、ガスタービンの出力が低下してしまう。
【００４７】
これに対し、図３に示す本実施の形態においては、上記のようにシュラウドセグメント２５の内周壁５０を、曲率中心がケーシング１の軸心Ｏと一致した場合の曲率半径よりも小さい曲率半径Ｒｉで形成し、曲率中心Ｐをシュラウドセグメント２５寄りの位置に設定している。これにより、定常運転中の温度下でシュラウドセグメント２５に熱反り変形が生じた時には、シュラウドセグメント２５の内周壁５０が運転前の形状５０から熱反り変形後の形状５０ｔ（二点鎖線）に変化し、この形状５０ｔは動翼４の外周部よりわずかに曲率半径の大きい形状となり、すなわちほぼ同軸心的な配置となる。これによりシュラウドセグメント２５の内周壁５０と動翼４の外周部との間の間隙７が周方向で均一に形成されるため、動翼４の外周部を迂回して後段側に流出する燃焼ガスを減少させてガスタービン出力の低下を低減できる。
【００４８】
ここで、運転時における間隙７に関し、ケーシング１、シュラウド９、動翼４及びタービンロータ２の径方向の熱伸びと、タービンロータ２及び動翼４の遠心伸びに依存するが、シュラウドセグメント２５の径方向高さ（又は内周壁５０の曲率半径Ｒｉ）を適切に選定すれば、起動時、停止時を含むいかなる運転条件においても、動翼４の外周部とシュラウド９の内周壁５０の接触を確実に避け、かつそれらの間の間隙７を最小に設定することが可能であり、この間隙７からの燃焼ガスの流出を最小限に低減できる。
【００４９】
また、従来技術において、図４に示すようにシュラウドセグメント２２５の外周壁２４９とシュラウドフック２５２の内周壁２５２ｉがそれぞれ運転前の形状２４９，２５２ｉから熱反り変形後の形状２４９ｔ，２５２ｉｔ（二点鎖線）に変化したことで、各シュラウドセグメント２２５ｔの周方向両端部では、シュラウドフック２５２の内周壁２５２ｉｔとケーシングフック３３の外周壁３３ｕとの間に半三日月形状６５の隙間が形成されると共に、各シュラウドセグメント２２５ｔの周方向の中央部では、シュラウドセグメント２２５ｔの外周壁２４９ｔとケーシング内周壁１ｉとの間に三日月形状６６の隙間が形成されてしまう。シュラウドセグメント２２５ｔの内側に流入された冷却空気６０が、経路Ｌで示すように上記２つの隙間を経て流入圧力の低い後段側にリークしてしまい、各段のシュラウドにおける冷却効率が低下してしまう。
【００５０】
これに対し、図３に示す本実施の形態においては、上記のようにシュラウドセグメント２５の外周壁４９を、曲率中心がケーシング１の軸心Ｏと一致した場合の曲率半径よりも小さい曲率半径Ｒｏで形成し、曲率中心Ｐをシュラウドセグメント２５寄りの位置に設定している。これにより、定常運転中の温度下でシュラウドセグメント２５に熱反り変形が生じた時に、シュラウドセグメント２５の外周壁４９が運転前の形状４９から熱反り変形後の形状４９ｔ（二点鎖線）に変化し、この形状４９ｔはケーシング内周壁１ｉとほぼ同じ曲率半径の形状となる。
【００５１】
また、運転中には静翼１３が燃焼ガスの流れを受けることにより軸方向後方に向かうスラスト力Ｆが作用し、そのため静翼１３の後方を支持しているシュラウドセグメント２５にも同じスラスト力Ｆが作用する。これにより、図５に示すようにシュラウドセグメント２５の内周側が後方に押されて軸方向に対し傾斜し、その結果シュラウドセグメント２５の後方側の外周壁４９がケーシング内周壁１ｉに押接される。
【００５２】
そのため定常運転中の温度下で同じ曲率半径の形状となっているシュラウドセグメント２５ｔの外周壁４９ｔとケーシング内周壁１ｉの両壁面はこのシュラウドセグメント２５ｔの傾斜により周方向全体に渡って一様に密着し、その結果シュラウドセグメント２５ｔ内側に流入された冷却空気６０が後段側へリークするのを防いで、各段のシュラウドの適切な冷却効果が維持されることになる。
【００５３】
また、本実施の形態においては、上記のように、常温下におけるシュラウドセグメント内側のフック溝４３，４４の外周壁４３ｕ，４４ｕの形状をケーシングフックフック３２，３３の外周壁３２ｕ，３３ｕと同じ曲率半径の形状とすることで、運転前の常温下では両壁面は周方向全体に渡って一様に密着する。そのためシュラウドセグメント内側のフック溝４３，４４の外周壁４３ｕ，４４ｕはシュラウドセグメント２５の基準面としてケーシング１内における高精度な径方向の位置決め機能を果たす。
【００５４】
また、図５で示したようなシュラウドセグメント２５の傾斜が起こる原因の１つは、シュラウドフック５１，５２とケーシング１のフック溝３４，３５の間に径方向の隙間があるためである。この隙間は、組み立て時にシュラウドセグメント２５のシュラウドフック５１，５２をケーシング１のフック溝３４，３５に挿入して係合させるためには必要なものであって完全になくすことはできない。このシュラウドセグメント２５の傾斜のために、動翼４の外周部との間の間隙７は軸方向後方に対して不均一（後方側に向かって増大する）となり、このことによって燃焼ガスの流出抵抗が低減するとともに、後方側において動翼先端からの漏れ量が増大するためガスタービンの出力が低下してしまう。
【００５５】
これに対し、図３に示す本実施の形態においては、シュラウドセグメント２５のシュラウドフック５２が周方向中央部で十分に厚い形状となっているため、シュラウドセグメント２５及び静翼を支持する上で強度が十分高く、その分だけ周方向両端部を肉厚を薄く形成することができる。このようなシュラウドフック５２をケーシング１のフック溝３５に係合させる場合には、一端からフック溝３５に挿入する組み立て作業が従来技術の構成（シュラウドフック５２の肉厚が周方向に均一）と比較して容易となる。そのため更にシュラウドフック５２の周方向中央部における肉厚を厚くして径方向の隙間を小さくするような嵌め合い構造とすることにより、シュラウドセグメント２５の傾斜を抑えて、シュラウドセグメント２５と動翼４との間の間隙７を軸方向に対して均一に維持し、流出抵抗の低減を抑える効果が得られる。
【００５６】
なお、上記のようにシュラウドセグメント２５の傾斜によって間隙７が軸方向に対し不均一となる問題に対しては、シュラウドセグメント２５の内周壁５０を軸方向に傾斜させることによっても解決できる。
【００５７】
図６はそのように内周壁５０Ａを傾斜させたシュラウドセグメント２５Ａの側断面図であり、スラスト力Ｆが作用していない運転前の状態を示している。図６において、シュラウドセグメント２５Ａの内周壁５０Ａは、運転中の傾斜を見込んで、その傾斜時に動翼４の外周部と平行となるよう軸方向に傾斜させている。シュラウドセグメントをこのように構成することによっても、運転中に傾斜したとき図６中の二点鎖線で示す位置に内周壁が位置して間隙７を軸方向に対してより均一にすることができ、流出抵抗の低減を抑えるとともに、後方側における動翼先端からの漏れ量を減少してガスタービンの出力低下を防ぐことができる。
【００５８】
【発明の効果】
本発明によれば、シュラウドセグメントの内周壁は、運転中の傾斜を見込んで、その傾斜時に動翼の外周部と平行となるよう軸方向に傾斜させたので、運転中にシュラウドセグメントが傾斜したとき、シュラウドセグメントの内周壁側の間隙を軸方向に対してより均一にすることができ、流出抵抗の低減を抑えるとともに、後方側における動翼先端からの漏れ量を減少してガスタービンの出力低下を防ぐことができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の実施の形態に係わるガスタービンの要部の上側半分の軸方向断面図である。
【図２】本発明の実施の形態に係わるガスタービンの要部の前方から２段目の動翼及びシュラウドの周辺を拡大した軸方向断面図である。
【図３】図２中のＸ−Ｘ断面を前方から見た側面図である。
【図４】熱反り変形したシュラウドセグメントと周囲部材との間における径方向の隙間が周方向に対して不均一な関係となることを説明する図である。
【図５】運転中にシュラウドセグメントが傾斜することを説明する図である。
【図６】内周壁を傾斜させたシュラウドセグメント周辺の軸方向断面図である。
【符号の説明】
１ケーシング
１ｉケーシング内周壁
２タービンロータ
３，４，５，６動翼
３ｉ，４ｉ，５ｉ，６ｉ動翼のシャンク
３ｃ，４ｃ，５ｃ，６ｃ動翼のブレード
７間隙
８，９，１０，１１シュラウド
１２，１３，１４，１５静翼
１２ｕ，１３ｕ，１４ｕ，１５ｕ静翼のチップエンドウォール
１２ｉ，１３ｉ，１４ｉ，１５ｉ静翼のハブエンドウォール
１２ｃ，１３ｃ，１４ｃ，１５ｃ静翼のベーン
１６，１７，１８，１９タービンディスク
２０，２１，２２スペーサ
２３中間軸
２４後部軸
２５シュラウドセグメント
２５ｔ熱反り変形後のシュラウドセグメント
３０ガスパス
３１燃焼器
３２，３３ケーシングフック
３４，３５ケーシングのフック溝
３６通気孔
４３，４４シュラウドセグメント内側のフック溝
４７，４８シュラウドセグメント外側のフック溝
４９シュラウドセグメントの外周壁
５０シュラウドセグメントの内周壁
５１，５２シュラウドフック
５３通気孔
５４冷却通路
５５，５６ウォールフック
６０冷却空気
６５半三日月形状の隙間
６６三日月形状の隙間
２２５従来のシュラウドセグメント
２２５ｔ熱反り変形後の従来のシュラウドセグメント
Ｏケーシングの軸心
Ｐシュラウドセグメントの内周壁・外周壁の曲率中心
Ｆスラスト力
Ｌ冷却空気の漏れ経路[0001]
[Industrial application fields]
The present invention relates to a gas turbine including a shroud disposed between a casing and an outer peripheral portion of a moving blade, and more particularly to a gas turbine in which the shroud is divided into a plurality of shroud segments in the circumferential direction.
[0002]
[Prior art]
The gas turbine has a combustion gas flow passage (hereinafter referred to as a gas path) formed by alternately arranging stationary blades and moving blades in the axial direction between the outer periphery of the turbine rotor and the inner periphery of the casing in the turbine section. Power is generated by flowing high-temperature combustion gas generated by the combustor and changing its thermal energy into the rotational force of the turbine rotor via the rotor blades. In this specification, the upstream side of the gas path is the front side, and the downstream side is the rear side.
[0003]
A shroud is arranged on the stationary side of the turbine section with a slight gap from the outer peripheral portion of the moving blades of each stage. The shroud also serves to support the stationary blade between the front and rear side surfaces of the two shrouds arranged in the axial direction, and the stationary blade is alternately arranged with the shroud.
[0004]
The shroud at each stage is divided into a plurality of shroud segments in the circumferential direction in order to absorb a difference in thermal expansion in the circumferential direction with respect to the outer casing. In addition, these shroud segments are installed at a position spaced apart from the outer periphery of each stage blade by a slight gap in the radial direction, so that the combustion gas bypasses the outer periphery of the blade and flows out to the rear stage side. As much as possible, the output of the gas turbine is prevented from decreasing.
[0005]
Each stage of the stationary blade is a ring formed by radially arranging vanes (static blade body) between a tip end wall (outer ring) and a hub end wall (inner ring) arranged coaxially. .
[0006]
The shroud segment is generally supported inside the casing by hook engagement as shown in FIG. 1 of Japanese Patent Application Laid-Open No. 11-117702, for example. That is, a casing hook is provided on the inner peripheral wall of the casing, a shroud hook is formed on the outer periphery of each shroud segment, and the shroud segment is supported on the casing by locking the shroud hook to the casing hook.
[0007]
In addition, since the inner peripheral wall of the shroud segment is exposed to high-temperature combustion gas during operation, a shroud cooling structure is generally provided in which cooling air flows to cool the inner peripheral wall of the shroud segment. This shroud segment cooling structure guides cooling air to the inside of each shroud segment through a vent hole provided on the front side surface of the shroud segment, and further includes a passage provided from the inside of the shroud segment to the inside of the inner peripheral wall of the shroud segment. The inner peripheral wall of the shroud segment is cooled by flowing it out to the gas path. Normally, a part of the compressed air generated for combustion by the compressor is used as the cooling air.
[0008]
Another conventional technique in which the shroud is divided into a plurality of segments in the circumferential direction as in the above-described conventional technique is disclosed in Japanese Patent Application Laid-Open No. 63-154805. In this configuration, both ends of each segment are linked to the inner peripheral wall of the casing so that the gap between the segment and the moving blade can be maintained in an appropriate range from the start to the stop.
[0009]
[Problems to be solved by the invention]
Since the gas turbine has a feature that the higher the temperature of the combustion gas is, the higher the thermal efficiency is. Therefore, the temperature of the combustion gas has been vigorously promoted by the enhanced cooling of each part of the turbine section and the development of heat-resistant materials.
[0010]
As the temperature of the combustion gas increases, the heat load acting on the inner wall of the shroud inevitably increases. For example, when the combustion gas temperature is 1500 ° C., the inner wall of the first stage shroud is exposed to the combustion gas of about 1300 ° C., and the second stage shroud is exposed to the combustion gas of about 1100 ° C. The temperature rises to near 850 ° C. On the other hand, since the allowable temperature of the casing is 450 ° C. to 500 ° C., the outer peripheral side of the shroud that is in contact with the casing has a temperature close to the casing temperature. For this reason, a temperature difference of 300 ° C. to 400 ° C. is generated between the inner peripheral side and the outer peripheral side of the shroud segment, thereby causing warpage deformation in the shroud segment and increasing the radius of curvature. As a result, the radial gap between each shroud segment and the inner and outer rotor blades and the casing becomes uneven in the circumferential direction.
[0011]
That is, on the inner peripheral side of each shroud segment, the gap with the outer peripheral portion of the moving blade locally increases on both end sides of each shroud segment. When the gap increases at both ends of the segment in this way, the combustion gas that bypasses the rotor blades and flows out to the rear stage side increases, which causes a problem that the output of the gas turbine decreases.
[0012]
In addition, on the outer peripheral side of each shroud segment, the hook groove between the outer peripheral wall of the casing hook into which the shroud segment hook is inserted and the inner peripheral wall of the casing has a wider groove width in consideration of warpage deformation of the shroud segment. It is necessary to form. Therefore, when warping deformation occurs in the shroud segment, a half crescent-shaped gap is formed on the rear side of the shroud segment between the inner peripheral wall of the shroud segment and the outer peripheral wall of the casing hook in the circumferential direction. A crescent-shaped gap is formed between the outer peripheral wall and the outer peripheral wall of the casing hook groove (casing inner peripheral wall), and the cooling air that has flowed into the shroud segment has a low inflow pressure via the two gaps. This causes a problem that the cooling efficiency of each stage shroud is lowered.
[0013]
In the prior art described in Japanese Patent Laid-Open No. Sho 63-154805, the segments are linked to the casing so as to be movable in the radial direction by pin coupling, and the structure becomes complicated, making assembly difficult and increasing manufacturing costs. There's a problem.
[0015]
  The present inventionEyesThe simple structure of the shroud segmentSlopebyShroud segment inner wallIt is an object of the present invention to provide a gas turbine capable of preventing an increase in the gap in the shroud and reducing a decrease in cooling efficiency in the shroud.
[0025]
[Means for Solving the Problems]
  In order to achieve the above object, the present invention, TaA shroud divided into a plurality of shroud segments in the circumferential direction is disposed between the outer peripheral portion of the bucket blade and the casing, and an arc-shaped hook is formed on the outer peripheral side of each shroud segment. In a gas turbine that supports the shroud on the casing by engaging with an annular casing hook formed on the inside, during steady operation
The outer peripheral portion of the blade and the inner peripheral wall of the shroud segment do not contact,The inner peripheral wall of the shroud segment is inclined in the axial direction so as to prevent the gap between the outer peripheral portion of the moving blade and the inner peripheral wall of the shroud segment from increasing toward the rear side in the axial direction. .
[0026]
By inclining the inner peripheral wall of the shroud segment in the axial direction in this way, the gap between the inner peripheral wall of the shroud segment and the outer peripheral portion of the blade is uniform in the axial direction when the inner peripheral side of the shroud segment is tilted backward. Thus, the flow resistance increases and the amount of leakage from the tip of the moving blade on the rear side decreases, which can further reduce the output decrease of the gas turbine.
[0027]
DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
Hereinafter, embodiments of the present invention will be described with reference to the drawings.
[0028]
FIG. 1 is an axial cross-sectional view of an upper half of a main part of a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
[0029]
In FIG. 1, a gas turbine according to the present embodiment includes a substantially cylindrical casing 1, a substantially columnar turbine rotor 2 positioned at the axial center of the casing 1, and 4 in the axial direction on the outer periphery of the turbine rotor 2. The blades 3, 4, 5, and 6 installed in the stages, and the shrouds 8, 9, 10, and supported by the casing 1 at positions spaced apart from the outer peripheral portions of the blades of each stage by a small gap 7 in the radial direction. 11 and stationary blades 12, 13 arranged alternately with respect to the moving blades on the upstream side (hereinafter referred to as the front side, and the downstream side is referred to as the rear side) of the moving blades in each stage as viewed in the flow direction A of the combustion gas. , 14 and 15.
[0030]
The turbine rotor 2 is a rotating body in which turbine disks 16, 17, 18, 19 and spacers 20, 21, 22 are overlapped in the axial direction, and an intermediate shaft 23 is connected to the front side portion thereof, and the rear side portion thereof is connected. Is connected to the rear shaft 24.
[0031]
The rotor blades 3, 4, 5, and 6 are respectively composed of shanks 3i, 4i, 5i, and 6i that are attachment bases and blades 3c, 4c, 5c, and 6c that are rotor blade bodies, and the shanks 3i, 4i, and 5i. , 6i are installed on the outer periphery of the turbine disks 16, 17, 18, 19 respectively.
[0032]
Each of the shrouds 8, 9, 10, and 11 is divided into a plurality of segments (hereinafter referred to as shroud segments as appropriate) 25 in the circumferential direction, and each shroud segment 25 is a casing hook 26 provided on the inner periphery of the casing 1. 27, 28, 29.
[0033]
The stationary blades 12, 13, 14, and 15 are coaxially arranged at the tip end walls 12u, 13u, 14u, and 15u, and the hub end walls 12i, 13i, 14i, and 15i, respectively, and are radially arranged therebetween. The vane 12c, 13c, 14c, 15c, which is a stationary vane main body, is provided. The foremost vane 12 is supported by the rear shroud 8 and the surrounding stationary members, and the other vanes 13, 14 are provided. , 15 are supported by these chip end walls 13u, 14u, 15u by two front and rear shroud rings.
[0034]
A combustor 31 is located on the upstream side of the turbine rotor 2, and a combustor is disposed in a gas path 30 formed by alternately arranging the moving blades 3, 4, 5, 6 and the stationary blades 12, 13, 14, 15. Power is generated by flowing the high-temperature combustion gas generated at 31 and converting the thermal energy of the combustion gas into the rotational force of the turbine rotor 2. The inner peripheral wall of each shroud segment 25 forms part of the gas path 30.
[0035]
2 is an enlarged axial sectional view of the periphery of the moving blade 4 and the shroud 9 in the second stage from the front in the gas turbine according to the present embodiment, and FIG. 3 is a sectional view taken along the line XX in FIG. It is the side view seen from. In the figure, the solid line indicates the shape under normal temperature before the gas turbine operation, and the two-dot chain line indicates the shape after thermal warp deformation under the temperature during steady operation.
[0036]
In FIG. 2, annular casing hooks 32, 33 are provided on the inner peripheral wall of the casing 1, and annular hook grooves 34, 35 are formed adjacent to the casing hooks 32, 33. A vent hole 36 is provided in the wall surface of the casing 1 between two casing hooks facing each other in the axial direction.
[0037]
Each of the shroud segments 25 has a substantially U-shaped cross-sectional shape, and arcuate shroud hooks 51 and 52 that engage with the hook grooves 34 and 35 of the casing 1 are formed on the outer peripheral side thereof. Are formed with arcuate hook grooves 43, 44 that engage the casing hooks 32, 33 adjacent to the shroud hooks 51, 52. Further, arc-shaped hook grooves 47 and 48 for locking the stationary blades are formed on the inner peripheral side of the outer side of the shroud segment 25.
[0038]
The shroud segment 25 engages the shroud hooks 51, 52 with the hook grooves 34, 35 of the casing 1, and engages the casing hooks 32, 33 with the hook grooves 43, 44 inside the shroud segment. Supported around the lap.
[0039]
A plurality of vent holes 53 are provided in the circumferential direction in the front wall portion of each shroud segment 25, and a plurality of cooling passages 54 are provided in the circumferential direction in the inner circumferential side wall portion of the shroud segment 25 in the circumferential direction. The front end of each cooling passage 54 opens to the inner peripheral wall 50, which is the outer surface of the inner peripheral wall portion of the shroud segment 25, and the rear portion of each cooling passage 54 opens to the inside of the shroud segment 25. Since the inner peripheral wall 50 is exposed to high-temperature combustion gas, the inner peripheral wall 50 is cooled by flowing the cooling air 60 from the vent hole 53 to the cooling passage 54 through the inside of the shroud segment. As the cooling air 60, a part of the compressed air generated for combustion by driving a compressor (not shown) connected to the front side of the turbine rotor 2 via the intermediate shaft 23 is usually used.
[0040]
The stationary blades 13 and 14 are formed with wall hooks 55 and 56 at both front and rear end surfaces of the tip end walls 13u and 14u, and the tip end walls 13u and 14u are sandwiched between two shroud segments arranged in parallel in the axial direction. By engaging the wall hooks 55 and 56 on both end faces with the hook grooves 48 and 47 on the outer side of the shroud segment, the stationary blades 13 and 14 are supported by the two front and rear shroud segments, respectively.
[0041]
In FIG. 3, the shroud segments 25 are arranged adjacent to each other in the circumferential direction with a gap between adjacent shroud segments 25. The inner peripheral wall 50 and the outer peripheral wall 49 of each shroud segment 25 have curvature radii Ri and Ro that are smaller than the curvature radii when the centers of curvature coincide with the axial center (turbine axial center) O of the casing 1. In the present embodiment, the centers of curvature coincide with each other, and the coincident center of curvature P is eccentric from the axis O of the casing 1 toward the shroud segment 25 by the amount of eccentricity e.
[0042]
The inner peripheral wall 52i of the shroud hook 52 of the shroud segment 25 has the same curvature radius Rc as the outer peripheral wall 33u of the casing hook 33, and the center of curvature coincides with the axis O of the casing 1 (that is, coaxial with the casing 1). Formed into a mental shape).
[0043]
The curvature radii Ri and Ro and the amount of eccentricity e are set in consideration of the thermal elongation and centrifugal elongation in the radial direction of the turbine rotor 2 and rotor blade 4 on the rotating side, and the thermal elongation of the casing 1 and the shroud segment 25 on the stationary body side. There is a need to. Of these, Ri is set such that the inner peripheral wall 50 of the shroud segment 25 has a slightly larger radius of curvature than the outer peripheral portion of the rotor blade 4 when the thermal warp deformation of the shroud segment 25 under the temperature during steady operation. In addition, Ro is set so that the outer peripheral wall 49 of the shroud segment 25 and the inner peripheral wall 1i of the casing 1 coincide with each other when the thermal warp deformation of the shroud segment 25 under the temperature during steady operation is performed.
[0044]
Next, the operation of the present embodiment configured as described above will be described.
[0045]
In FIG. 2, during operation of the gas turbine, each shroud segment 25 of the shroud 9 is heated by the combustion gas and thermally expanded in the circumferential direction, and the ends of two adjacent shroud segments 25 are close to each other. Further, the cooling air 60 flows into the outer peripheral side of the tip end wall 13 u of the stationary blade 13 through the air holes 36 of the casing 1, and the cooling air 60 is supplied to the inside through the air holes 53 on the front side surface of the shroud segments 25. Then, after passing through the cooling passage 54 and cooling the inner peripheral wall 50, the cooled cooling air 60 is discharged to the gas path 30.
[0046]
While the inner peripheral wall 50 of the shroud 9 is exposed to high-temperature combustion gas, heat is diffused because the outer peripheral side is in contact with and supported by the casing 1, and as a result, the inner peripheral side and outer periphery of each shroud segment 25. There is a large temperature difference between the two sides. As a result, the shroud segment 25 is warped and deformed to increase the radius of curvature as a whole. (See the two-dot chain line in Fig. 3)
Here, as specific values of these dimensions, for example, the radius of curvature of the inner peripheral wall of the hook groove inside the shroud segment is 610 mm before the operation, and the number of shroud segments dividing the shroud is If the temperature of the combustion gas is set to 20 and the temperature of the combustion gas is 1500 ° C., the curvature radius changes to 650 mm due to the thermal warpage deformation, and the warpage amount at both ends of each shroud segment becomes 0.4 mm. (The amount of warpage varies depending on the circumferential length of the shroud segment.)
At this time, as in the prior art shown in FIG. 4, the outer peripheral wall 249 and the inner peripheral wall 250 of the shroud segment 225 are formed with a radius of curvature when the center of curvature coincides with the axis O of the casing 1 at room temperature. In such a case, the radial gap between the shroud segment 225t after thermal warp deformation indicated by a two-dot chain line and the surrounding members becomes non-uniform in the circumferential direction. In particular, since the inner peripheral wall 250 of the shroud segment 225 has changed from the shape 250 before operation to the shape 250t (two-dot chain line) after the thermal warp deformation, the inner peripheral wall of the shroud segment 225t at both circumferential ends of each shroud segment 225t. The gap 7 between 250 t and the outer peripheral portion of the rotor blade 4 is locally increased. When the gap 7 increases, the combustion gas bypasses the rotor blades 4 and flows out to the rear stage side, so that the output of the gas turbine decreases.
[0047]
In contrast, in the present embodiment shown in FIG. 3, as described above, the inner peripheral wall 50 of the shroud segment 25 has a radius of curvature Ri smaller than the radius of curvature when the center of curvature coincides with the axis O of the casing 1. And the center of curvature P is set at a position closer to the shroud segment 25. As a result, when thermal warp deformation occurs in the shroud segment 25 under the temperature during steady operation, the inner peripheral wall 50 of the shroud segment 25 changes from the shape 50 before operation to the shape 50t (two-dot chain line) after heat warp deformation. The shape 50t has a slightly larger radius of curvature than that of the outer peripheral portion of the rotor blade 4, that is, has a substantially coaxial arrangement. As a result, the gap 7 between the inner peripheral wall 50 of the shroud segment 25 and the outer peripheral portion of the moving blade 4 is uniformly formed in the circumferential direction, so that the combustion gas that flows around the outer peripheral portion of the moving blade 4 and flows out to the rear stage side. It is possible to reduce the decrease in gas turbine output.
[0048]
Here, the gap 7 during operation depends on the radial thermal expansion of the casing 1, the shroud 9, the rotor blade 4 and the turbine rotor 2, and the centrifugal extension of the turbine rotor 2 and the rotor blade 4, but the shroud segment 25 If the radial height (or the radius of curvature Ri of the inner peripheral wall 50) is appropriately selected, the contact between the outer peripheral portion of the moving blade 4 and the inner peripheral wall 50 of the shroud 9 can be achieved under any operating conditions including starting and stopping. It is possible to reliably avoid and set the gap 7 between them to a minimum, and the outflow of combustion gas from the gap 7 can be reduced to a minimum.
[0049]
Further, in the prior art, as shown in FIG. 4, the outer peripheral wall 249 of the shroud segment 225 and the inner peripheral wall 252i of the shroud hook 252 are changed from shapes 249 and 252i before operation to shapes 249t and 252it (two-dot chain lines) after thermal warp deformation. ), A gap of a half crescent shape 65 is formed between the inner peripheral wall 252it of the shroud hook 252 and the outer peripheral wall 33u of the casing hook 33 at both ends in the circumferential direction of each shroud segment 225t. At the center in the circumferential direction of the shroud segment 225t, a crescent-shaped 66 gap is formed between the outer peripheral wall 249t of the shroud segment 225t and the casing inner peripheral wall 1i. As shown by the path L, the cooling air 60 that has flowed inside the shroud segment 225t leaks through the two gaps to the downstream side where the inflow pressure is low, and cooling efficiency in the shrouds at each stage is reduced. .
[0050]
On the other hand, in the present embodiment shown in FIG. 3, the outer peripheral wall 49 of the shroud segment 25 has a curvature radius Ro smaller than the curvature radius when the center of curvature coincides with the axis O of the casing 1 as described above. And the center of curvature P is set at a position closer to the shroud segment 25. Thereby, when the thermal warp deformation occurs in the shroud segment 25 under the temperature during the steady operation, the outer peripheral wall 49 of the shroud segment 25 changes from the shape 49 before the operation to the shape 49t (two-dot chain line) after the heat warp deformation. The shape 49t is substantially the same radius of curvature as the casing inner peripheral wall 1i.
[0051]
In addition, during operation, the stationary blade 13 receives the flow of combustion gas, so that a thrust force F directed rearward in the axial direction acts, and therefore, the same thrust force F is applied to the shroud segment 25 supporting the rear of the stationary blade 13. Works. As a result, as shown in FIG. 5, the inner peripheral side of the shroud segment 25 is pushed rearward and tilted with respect to the axial direction. As a result, the outer peripheral wall 49 on the rear side of the shroud segment 25 is pressed against the casing inner peripheral wall 1i. .
[0052]
For this reason, both the outer wall 49t of the shroud segment 25t and the inner wall 1i of the casing, which have the same radius of curvature at the temperature during steady operation, are uniformly adhered over the entire circumferential direction due to the inclination of the shroud segment 25t. As a result, the cooling air 60 that has flowed into the shroud segment 25t is prevented from leaking to the rear stage side, and the appropriate cooling effect of the shrouds at each stage is maintained.
[0053]
In the present embodiment, as described above, the shape of the outer peripheral walls 43u, 44u of the hook grooves 43, 44 inside the shroud segment at normal temperature is the same curvature as the outer peripheral walls 32u, 33u of the casing hook hooks 32, 33. By setting it as the shape of a radius, both wall surfaces contact | adhere uniformly over the whole circumferential direction at normal temperature before a driving | operation. Therefore, the outer peripheral walls 43u and 44u of the hook grooves 43 and 44 inside the shroud segment serve as a reference surface of the shroud segment 25 with a highly accurate radial positioning function in the casing 1.
[0054]
Further, one of the causes of the inclination of the shroud segment 25 as shown in FIG. 5 is that there is a radial gap between the shroud hooks 51 and 52 and the hook grooves 34 and 35 of the casing 1. This gap is necessary for inserting and engaging the shroud hooks 51, 52 of the shroud segment 25 into the hook grooves 34, 35 of the casing 1 during assembly, and cannot be completely eliminated. Due to the inclination of the shroud segment 25, the gap 7 between the outer periphery of the rotor blade 4 becomes non-uniform (increases toward the rear side) with respect to the axial rearward direction, thereby causing the combustion gas outflow resistance. In addition, the amount of leakage from the tip of the rotor blade increases on the rear side, and the output of the gas turbine decreases.
[0055]
On the other hand, in the present embodiment shown in FIG. 3, the shroud hook 52 of the shroud segment 25 has a sufficiently thick shape at the center in the circumferential direction, so that the strength is sufficient to support the shroud segment 25 and the stationary blade. Is sufficiently high, and the thickness can be reduced at both ends in the circumferential direction. When such a shroud hook 52 is engaged with the hook groove 35 of the casing 1, the assembly operation of inserting the shroud hook 52 into the hook groove 35 from one end is the configuration of the prior art (the thickness of the shroud hook 52 is uniform in the circumferential direction). It becomes easier to compare. Therefore, by further increasing the thickness of the shroud hook 52 in the center in the circumferential direction so as to reduce the radial gap, the shroud segment 25 and the rotor blade 4 can be prevented from being inclined. The gap 7 is maintained uniformly in the axial direction, and the effect of suppressing reduction of the outflow resistance is obtained.
[0056]
The problem that the gap 7 is not uniform in the axial direction due to the inclination of the shroud segment 25 as described above can also be solved by inclining the inner peripheral wall 50 of the shroud segment 25 in the axial direction.
[0057]
FIG. 6 is a side sectional view of the shroud segment 25A in which the inner peripheral wall 50A is inclined as described above, and shows a state before operation in which the thrust force F is not applied. In FIG. 6, the inner peripheral wall 50 </ b> A of the shroud segment 25 </ b> A is inclined in the axial direction so as to be parallel to the outer peripheral portion of the moving blade 4 when the inclination is expected during operation. By configuring the shroud segment in this way, the inner peripheral wall is located at the position indicated by the two-dot chain line in FIG. 6 when tilted during operation, and the gap 7 can be made more uniform in the axial direction. Further, it is possible to suppress the reduction of the outflow resistance and to reduce the amount of leakage from the tip of the moving blade on the rear side, thereby preventing the output of the gas turbine from decreasing.
[0058]
【The invention's effect】
  According to the present invention,The inner circumferential wall of the shroud segment is inclined in the axial direction so as to be parallel to the outer peripheral portion of the rotor blade in anticipation of the inclination during operation, so when the shroud segment is inclined during operation, the inner wall of the shroud segment The gap on the peripheral wall side can be made more uniform in the axial direction, and the reduction of outflow resistance can be suppressed, and the amount of leakage from the tip of the moving blade on the rear side can be reduced to prevent the output of the gas turbine from decreasing. .
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is an axial sectional view of an upper half of a main part of a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
FIG. 2 is an axial cross-sectional view enlarging the periphery of a second stage moving blade and shroud from the front of the main part of the gas turbine according to the embodiment of the present invention.
FIG. 3 is a side view of the XX section in FIG. 2 as viewed from the front.
FIG. 4 is a diagram for explaining that a radial gap between a shroud segment deformed by thermal warping and a peripheral member has a non-uniform relationship with respect to a circumferential direction.
FIG. 5 is a diagram illustrating that the shroud segment tilts during operation.
FIG. 6 is an axial sectional view of the periphery of a shroud segment having an inclined inner peripheral wall.
[Explanation of symbols]
1 casing
1i Casing inner wall
2 Turbine rotor
3,4,5,6
3i, 4i, 5i, 6i Shank of moving blade
3c, 4c, 5c, 6c blade of blade
7 gap
8, 9, 10, 11 shroud
12, 13, 14, 15
12u, 13u, 14u, 15u Static blade tip end wall
12i, 13i, 14i, 15i Stationary hub end wall
12c, 13c, 14c, 15c Stator vane vane
16, 17, 18, 19 Turbine disk
20, 21, 22 Spacer
23 Intermediate shaft
24 Rear shaft
25 Shroud segment
25t shroud segment after thermal warping deformation
30 gas pass
31 Combustor
32, 33 Casing hook
34, 35 Casing hook groove
36 Vent
43,44 Hook groove inside shroud segment
47, 48 Hook groove outside shroud segment
49 Outer wall of shroud segment
50 Inner wall of shroud segment
51,52 Shroud hook
53 Vent
54 Cooling passage
55, 56 Wall hook
60 Cooling air
65 Half crescent shaped gap
66 Crescent-shaped gap
225 Conventional shroud segment
225t Conventional shroud segment after thermal warping deformation
O Shaft axis
P Center of curvature of inner and outer walls of shroud segment
F Thrust force
L Cooling air leakage path

Claims

A shroud divided into a plurality of shroud segments in the circumferential direction is disposed between the outer peripheral portion of the turbine rotor blade and the casing, and an arc-shaped hook is formed on the outer peripheral side of each shroud segment. In the gas turbine that supports the shroud on the casing by being locked to an annular casing hook formed inside, the outer peripheral portion of the moving blade and the inner peripheral wall of the shroud segment do not contact during steady operation , The inner peripheral wall of the shroud segment is inclined in the axial direction so as to prevent the gap between the outer peripheral portion of the moving blade and the inner peripheral wall of the shroud segment from increasing toward the rear side in the axial direction. gas turbine.